Coeficient de resistència aerodinàmica zero

En aerodinàmica, el coeficient de resistència aerodinàmica zero $C_{D,0}$ és un paràmetro adimensional que relaciona la força d'arrastre d'una aeronau de sustentació zero d'una aeronau en el seu tamany, velocitat i altitut de vol.

Matemàticament, el coeficient de resistència aerodinàmica zero es definix com $C_{D,0}=C_D-C_{D,i}$, a on $C_D$ és el coeficient de resistència aerodinàmica total per a una potència, velocitat i altitut donades, i $C_{D,i}$ és el coeficient de resistència induïda en les mateixes condicions. Per lo tant, el coeficient de resistència aerodinàmica de sustentació zero reflectix la resistència paràsita, lo que ho fa molt útil per a entendre cuán "neta" o aerodinàmica és una aeronau. Per eixemple, un Sopwith Camel biplano de la Primera Guerra Mundial que tenia molts cables i puntales de reforç, aixina com un tren d'aterrisage fix, tenia un coeficient de resistència aerodinàmica d'elevació zero d'aproximadament 0,0378. Compare's un valor de $C_{D,0}$ de 0,0161 per al P-51 Mustang aerodinàmic de la Segona Guerra Mundial que es compara molt favorablement inclús en els millors avions moderns.

La resistència a la sustentació zero es pot conceptualizar més fàcilment com el àrea de resistència ($f$), que és simplement el producte del coeficient de resistència a la sustentació zero i l'àrea de l'ala de l'aeronau ($C_{D,0}\times S$ where $S$) és l'àrea de l'ala. La resistència paràsita que experimenta una aeronau en un àrea d'arrastre determinada és aproximadament igual a la resistència d'un disc quadrat pla en la mateixa àrea que es manté perpendicular a la direcció de vol. El Sopwith Camel té un àrea de resistència de , en comparació a per a el P-51 Mustang. Abdós avions tenen un àrea d'ala similar, lo que reflectix una volta més la superioritat aerodinàmica del Mustang a pesar del seu major tamany. En una atra comparació en el Camel, un avió molt gran pero aerodinàmic com el Lockheed Constellation té un coeficient de resistència aerodinàmica zero considerablement menor (0,0211 front a 0,0378) a pesar de tindre un àrea de resistència molt major.

Ademés, la velocitat màxima d'un avió és proporcional a la raïl cúbica de la relació entre la potència i l'àrea d'arrastre, és dir:

$V_{max}\propto \sqrt[3]{potencia/f}$.

Estimació de la resistència a l'alvanç zero

Com s'ha senyalat anteriorment, $C_{D,0}=C_D-C_{D,i}$.

El coeficient de resistència total es pot estimar com:

$C_D=\frac{550\eta P}{\frac{1}{2}{\rho }_0[\sigma S(1.47V{)}^3]}$,

a on $\eta$ és l'eficiència de propulsió, P és la potència del motor en cavalls, ${\rho }_0$ la densitat de l'aire a nivell de la mar en slugs/peu cúbic, $\sigma$ és la relació de densitat atmosfèrica per a una altitut distinta a la del nivell de la mar, S és l'àrea de l'ala de l'avió en peus quadrats, i V és la velocitat de l'avió en milles per hora. Substituint 0,002378 per ${\rho }_0$, l'equació se simplifica a:

$C_D=1.456\times 10^5(\frac{\eta P}{\sigma S{V}^3})$.

El coeficient d'arrastre induït pot estimar-se com

$C_{D,i}=\frac{C_L^2}{\pi A\text{R}ϵ}$,

a on $C_L$ és el coeficient de sustentació, AR és la relació d'aspecte, i $ϵ$ és el factor d'eficiència de l'aeronau.

Substituint per $C_L$ s'obté:

$C_{D,i}=\frac{4.822\times 10^4}{A\text{R}ϵ{\sigma }^2{V}^4}(W/S{)}^2$,

a on W/S és la càrrega alar en lb/peu².